XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: MH 102 16.99% 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.3179 0.01155 0.00418 -0.0586 0.5242 0.4623 0.500 0.3717 0.01149 0.00431 -0.0580 0.5137 0.5105 1.000 0.4243 0.01134 0.00439 -0.0571 0.5022 0.5736 1.500 0.4759 0.01128 0.00455 -0.0559 0.4908 0.6529 2.000 0.5255 0.01141 0.00488 -0.0543 0.4757 0.7455 2.500 0.5743 0.01145 0.00527 -0.0520 0.4660 0.8478 3.000 0.6384 0.01154 0.00553 -0.0529 0.4577 0.9343 3.500 0.7246 0.01178 0.00574 -0.0588 0.4462 0.9784 4.000 0.8064 0.01217 0.00594 -0.0643 0.4298 1.0000 4.500 0.8495 0.01272 0.00648 -0.0621 0.4191 1.0000 5.000 0.8940 0.01292 0.00672 -0.0600 0.4126 1.0000 5.500 0.9400 0.01313 0.00692 -0.0580 0.4020 1.0000 6.000 0.9864 0.01345 0.00715 -0.0562 0.3893 1.0000 6.500 1.0340 0.01426 0.00789 -0.0549 0.3730 1.0000 7.000 1.0811 0.01443 0.00820 -0.0533 0.3657 1.0000 7.500 1.1275 0.01468 0.00846 -0.0515 0.3524 1.0000 8.000 1.1705 0.01524 0.00890 -0.0494 0.3360 1.0000 8.500 1.2150 0.01585 0.00957 -0.0477 0.3234 1.0000 9.000 1.2568 0.01627 0.01004 -0.0454 0.3093 1.0000 9.500 1.2901 0.01709 0.01072 -0.0420 0.2907 1.0000 10.000 1.3248 0.01785 0.01159 -0.0388 0.2788 1.0000 10.500 1.3536 0.01871 0.01248 -0.0349 0.2654 1.0000 11.000 1.3714 0.02026 0.01398 -0.0301 0.2451 1.0000 11.500 1.3992 0.02143 0.01535 -0.0271 0.2369 1.0000 12.000 1.4194 0.02313 0.01711 -0.0238 0.2250 1.0000 12.500 1.4273 0.02584 0.01974 -0.0200 0.2091 1.0000 13.000 1.4456 0.02814 0.02224 -0.0178 0.2003 1.0000 13.500 1.4574 0.03110 0.02531 -0.0158 0.1894 1.0000 14.000 1.4563 0.03532 0.02951 -0.0138 0.1776 1.0000 14.500 1.4617 0.03925 0.03355 -0.0123 0.1674 1.0000 15.000 1.4649 0.04372 0.03826 -0.0118 0.1608 1.0000 15.500 1.4630 0.04900 0.04362 -0.0116 0.1519 1.0000 16.000 1.4527 0.05532 0.04991 -0.0117 0.1406 1.0000 16.500 1.4497 0.06130 0.05616 -0.0124 0.1334 1.0000 17.000 1.4467 0.06758 0.06266 -0.0137 0.1273 1.0000 17.500 1.4348 0.07492 0.07012 -0.0155 0.1205 1.0000 18.000 1.4212 0.08266 0.07786 -0.0176 0.1119 1.0000 18.500 1.4134 0.09000 0.08537 -0.0197 0.1046 1.0000 19.000 1.4023 0.09831 0.09392 -0.0230 0.0999 1.0000 19.500 1.3880 0.10714 0.10292 -0.0268 0.0943 1.0000 20.000 1.3794 0.11491 0.11069 -0.0303 0.0878 1.0000 20.500 1.3626 0.12341 0.11931 -0.0340 0.0794 1.0000 21.000 1.3503 0.13218 0.12833 -0.0390 0.0771 1.0000 21.500 1.3217 0.14309 0.13949 -0.0459 0.0733 1.0000 22.000 1.3068 0.15233 0.14888 -0.0517 0.0684 1.0000 22.500 1.2972 0.16114 0.15769 -0.0572 0.0628 1.0000 23.000 1.2266 0.18319 0.18005 -0.0696 0.0564 1.0000 24.000 1.0616 0.25138 0.24853 -0.1005 0.0416 1.0000 24.500 1.0378 0.27169 0.26885 -0.1080 0.0360 1.0000 25.000 0.9957 0.30415 0.30135 -0.1168 0.0309 1.0000 25.500 0.9829 0.32171 0.31897 -0.1216 0.0288 1.0000 26.000 0.9888 0.32850 0.32582 -0.1242 0.0260 1.0000 26.500 1.0043 0.32978 0.32715 -0.1262 0.0236 1.0000 27.500 0.8345 0.33112 0.32889 -0.1235 0.0200 1.0000 28.000 0.8184 0.33466 0.33248 -0.1249 0.0209 1.0000 29.000 0.7995 0.34169 0.33963 -0.1277 0.0221 1.0000 29.500 0.7947 0.34571 0.34367 -0.1299 0.0219 1.0000 30.000 0.7922 0.34938 0.34738 -0.1325 0.0216 1.0000 30.500 0.7901 0.35358 0.35161 -0.1354 0.0210 1.0000 31.000 0.7900 0.35865 0.35672 -0.1385 0.0168 1.0000 31.500 0.7914 0.36085 0.35894 -0.1407 0.0134 1.0000 32.000 0.7924 0.36300 0.36113 -0.1428 0.0126 1.0000 32.500 0.7934 0.36490 0.36307 -0.1448 0.0121 1.0000